Характеристики аэродинамического сверхзвукового

Крыло изменяемой стреловидности в полете (рис. 4.12) позволяет подобрать для данного числа М полета оптимальные, с определенной точки зрения, аэродинамические характеристики. На сверхзвуковых скоростях полета используются большие углы стреловидности (мало с,. ), [c.146]

В работе [В.58] исследованы аэродинамические характеристики нескольких сверхзвуковых профилей, спроектированных специально для сложных условий работы лопасти, причем особое внимание было уделено характеристикам срыва. Детально рассмотрены ограничения, налагаемые на профиль аэродинамическими характеристиками несущего винта, шумом и нагрузками. Было найдено, что граница срывного флаттера (см. гл. 16) хорошо согласуется с величиной при М = 0,4, на основа- [c.317]

В рабочей части сверхзвуковой аэродинамической трубы воздух имеет скорость 700 м/с и температуру 193 К. Определите, с какой скоростью на высоте Я = 5 км в атмосфере Земли должен двигаться летательный аппарат, модель которого продувалась в этой трубе, чтобы можно было воспользоваться результатами экспериментальных исследований влияния сжимаемости на аэродинамические характеристики. [c.76]

Метод характеристик требует значительного объема вычислений, причем конечный результат не может быть получен в аналитической форме. Поэтому такой метод используют только в тех случаях, когда имеющиеся аналитические или эмпирические зависимости не обеспечивают требуемой точности. К этим случаям относится, например, построение профиля сверхзвуковой части сопла аэродинамических труб, на выходе которого требуется получить равномерный сверхзвуковой поток газа с заданными параметрами. [c.138]

Значительное влияние на аэродинамические характеристики крыла, обтекаемого сверхзвуковым потоком, оказывает характер передних (а так- [c.213]

Эти особенности обтекания крыльев сверхзвуковым потоком приводят к возникновению на их поверхности различных областей влияния, что проявляется в изменении соответствующих аэродинамических характеристик. [c.214]

Для изучения аэродинамических характеристик треугольных крыльев (в виде тонких пластин или поверхностей конечной толщины с симметричным профилем), расположенных под углом атаки, также можно использовать метод источников, если передняя кромка таких крыльев сверхзвуковая. [c.214]

В других случаях, связанных с изучением сверхзвуковых аэродинамических характеристик крыльев с дозвуковыми передними кромками, при наличии угла атаки (или аналогичных крыльев с несимметричным профилем и при а == 0) необходимо использовать метод диполей. Этот метод позволяет рассчитать сверхзвуковое обтекание плоского треугольного крыла с дозвуковыми передними кромками при а ф 0. [c.214]

Результаты расчета линеаризованного сверхзвукового обтекания треугольных крыльев можно использовать для определения аэродинамических характеристик несущих поверхностей в виде четырех-, пяти- и шестиугольных пластин. Если задние и боковые кромки таких крыльев сверхзвуковые, то их обтекание характеризуется отсутствием зон взаимного влияния хвостовых и боковых участков, ограниченных пересечением конусов Маха с крылом. Вследствие этого коэффициент давления на поверхности крыла такой, как в соответствующей точке треугольной пластины, и формула для его расчета выбирается с учетом вида передней кромки (дозвуковой или сверхзвуковой). [c.214]

Найдите производные аэродинамических характеристик прямого треугольного крыла путем соответствующего пересчета этих производных для обратного треугольного крыла, обтекаемого нестационарным сверхзвуковым потоком при малых числах Струхаля. Вычислите производные для прямого треугольного крыла с удлинением = 4 при = 1,5. [c.261]

Современные представления об управлении обтеканием непосредственным образом связаны с отрывными течениями, которые широко встречаются как в случае внешнего обтекания ракетно-космических аппаратов, так и при движении газа внутри различных каналов (сверхзвуковые сопла реактивных двигателей и аэродинамических труб, диффузоры и др.). Интерес к исследованию таких течений в последнее время возрос из-за выявившейся возможности регулировать аэродинамические характеристики обтекаемых тел путем управления этими течениями и осуществлять соответствующие расчеты при помощи вычислительных машин. В гл. VI анализируются виды отрывных течений и рассматриваются случаи их реализации при управлении обтеканием. Эффект управления отрывным течением связан с предотвращением, затягиванием или созданием условий преждевременного отрыва потока при помощи соответствующих приспособлений. [c.7]

Аэродинамические характеристики оперения при сверхзвуковой скорости существенно зависят от того, является ли передняя кромка дозвуковой или сверхзвуковой. [c.66]

Исследования показывают, что аэродинамические характеристики оперения зависят также от вида задних и боковых кромок, которые, подобно передней кромке, могут быть дозвуковыми и сверхзвуковыми. При этом распределение давления на оперении внутри угла Маха зависит от характера обтекания концевых участков поверхности. Если боковые кромки дозвуковые (рис. 1.8.7,б), то происходит перетекание воздуха из области повышенного давления в зону меньших его значений и, как следствие, снижение подъемной силы и стабилизирующего момента. Чтобы исключить неблагоприятное воздействие боковой кромки, ее делают сверхзвуковой, размещая вне конуса Маха. По этой же причине может выполняться сверхзвуковой и задняя кромка (рис. 1.8.7,в). [c.66]

Из сказанного можно сделать вывод, что при соответствующем выборе формы оперения в плане можно обеспечить необходимые аэродинамические характеристики. При этом разные формы могут быть получены путем соответствующего преобразования треугольного оперения (рис. 1.8.8,а). Положительные качества треугольного оперения определяются стреловидным характером его передних кромок. Исследованиями установлено, что в трансзвуковой области полета центр давления оперения перемещается незначительно, что облегчает стабилизацию. Подъемная сила, а следовательно, и стабилизирующий момент треугольного оперения при той же площади, что-и у обычного стреловидного (рис. 1.8.8,6), будет выше при сверхзвуковых скоростях, так как отсутствует отрицательное воздействие концевых кромок. [c.66]

Экспериментальные исследования показали, что для улучшения аэродинамических характеристик крыла (повышения Су ах) наиболее целесообразно применение сдува пограничного слоя. Такой сдув производится обычно вблизи носков крыла, а также расположенных на нем различных органов управления и средств механизации (элеронов, элевонов, щитков и др.). Причем вдув воздуха для этих целей через профилированную щель может осуществляться даже со сверхзвуковой скоростью при сравнительно небольших расходах. [c.104]

Крыло с изменяющейся в полете стреловидностью — одно из средств механизации летательного аппарата (рис. 1.12.10), использование которого благоприятно сказывается на аэродинамических характеристиках летательного аппарата, движущегося в широком диапазоне скоростей (от дозвуковых до больших сверхзвуковых). При этом в зоне трансзвуковых скоростей снижение сопротивления и предотвращение флаттера достигается приданием крылу наибольшего угла стреловидности. В области больших до- и сверхзвуковых скоростей крыло выводят в положение, соответствующее меньшему углу стреловидности. [c.109]

Часто встречаются случаи, когда рули занимают часть кромки и притом небольшую. Если интерференция корпуса с несущей поверхностью оказывает незначительное влияние на аэродинамические характеристики рулевого органа, как, например, на координату центра давления, то для расчета этих характеристик можно применять результаты обычной сверхзвуковой теории, относящейся к изолированным несущим поверхностям. [c.262]

Вдув газа навстречу сверхзвуковому потоку, обтекающему головные части летательных аппаратов, представляющий собой одно из средств управления аэродинамическими характеристиками, может осуществляться через проницаемую (пористую) обтекаемую поверхность. При известных условиях эффективность такого управления оказывается выше, чем при вдуве из отдельных отверстий (дискретный вдув). Вдув через проницаемую поверхность открывает возможность моделирования сложного процесса уноса теплозащитных покрытий летательных аппаратов, разрушающихся под воздействием разогретого омывающего газа, а также исследования влияния этого уноса на аэродинамические характеристики. [c.412]

С другой стороны, существуют классы аэродинамических задач, имеющие широкое распространение, которые хорошо исследованы и для решения которых разработаны эффективные алгоритмы. Задачи каждого такого класса имеют много общего. В качестве примера укажем на класс задач с профилированием сверхзвуковых сопл численным методом характеристик. Неразумно для каждой конкретной конфигурации сопла разрабатывать свою программу. Более эффективно на основе модульного анализа выделить общие части задач, реализовать их в виде программ-модулей, а составление программы для конкретной конфигурации сопла возложить на пакет. [c.214]

Рассмотрим задачу об обтекании тела сверхзвуковым потоком газа при наличии сильного вдува на его поверхности. Эта задача возникает, например, при расчете аэродинамических характеристик тела вращения с учетом вдува, возникающего при термохимическом разрушении теплозащитного покрытия. Математически задача об обтекании тела вращения сверхзвуковым потоком газа сводится к решению уравнений физической газовой динамики [c.366]

В ближайшее время на авиалиниях малой протяженности, не имеющих взлетно-посадочных полос с искусственным покрытием, будут введены уже упоминавшиеся 24-местные пассажирские самолеты Як-40 с турбовентиляторными двигателями, сочетающие простоту и эксплуатационную надежность поршневых самолетов типа Ли-2 и Ил-14 с достоинствами современных реактивных воздушных кораблей, и легкие 15-местные турбовинтовые самолеты Бе-30, спроектированные в ОКБ Г. М. Бериева. Для магистральных линий в ОКБ А. Н. Туполева закончена постройка нового пассажирского самолета Ту-154 с турбовентиляторными двигателями, рассчитанного на перевозку до 160 пассажиров со скоростью 900—950 km 4u . Наконец, в том же конструкторском коллективе — на основе накопленного опыта и широкого кооперирования со многими исследовательскими и проектными организациями — начаты доводка и испытания первого в Советском Союзе сверхзвукового пассажирского самолета Ту-144, предназначаемого для перевозки 110—120 пассажиров на большие расстояния со скоростью, вдвое превышающей скорость звука. Тщательно продуманная аэродинамическая компоновка этого самолета без горизонтального хвостового оперения, с тонким крылом конической формы в плане обеспечит минимальное сопротивление полету на сверхзвуковых скоростях и получение взлетно-посадочных характеристик, удовлетворяющих, требованиям удобства и безопасности эксплуатации. Четыре мощных реактивных двигателя самолета по соображениям улучшения аэродинамических свойств крыла и снижения шума в пассажирском салоне размещены в хвостовой части фюзеляжа. Совершенная система управления и сложный комплекс различных автоматических устройств обусловят регулярность и надежность полетов практически в любых метеорологических условиях. [c.403]

В книге изложены основные вопросы теории лопаточного аппарата паровых и газовых турбин приведены методы расчета аэродинамических характеристик решеток лопаток бесконечной и конечной длины дано теоретическое обоснование выбора допустимой шероховатости поверхности лопаток рассмотрено влияние шероховатости поверхности на потери энергии в решетках освещены особенности течения рабочей среды в решетках при сверхзвуковых скоростях изложена теория расчета лопаточного аппарата сравнительно большой длины. [c.2]

Рассмотрим некоторые результаты опытного исследования обычных пневмо-метрических зондов в потоке влажного пара. Исследования проводились в специальном тарировочном контуре (в паровой аэродинамической трубе с увлажнителем на входе). Дозвуковой поток с равномерным распределением скоростей по сечению создавался в суживающемся сопле, спрофилированном по лемнискате. Для сверхзвуковых скоростей применялись осесимметричные сопла Лаваля, построенные методом характеристик. [c.406]

Реактивное сопло — сверхзвуковое, многостворчатое, с небольшим сужением к хвостовой части. Внутренний и внешний контуры сопла оптимизированы для полета на дозвуковом крейсерском режиме при сохранении высоких аэродинамических характеристик на остальных эксплуатационных режимах. [c.166]

Предлагаемая вниманию читателей книга посвящена проблеме воздействия акустических колебаний на турбулентные струи. В ней подытожены многолетние экспериментальные исследования авторов, а также других исследователей - отечественных и зарубежных - по разработке акустических методов управления аэродинамическими и акустическими характеристиками дозвуковых и сверхзвуковых газовых струй. [c.6]

Глава седьмая содержит краткое описание аэродинамических и акустических характеристик сверхзвуковых неизобарических турбулентных струй, процессов образования широкополосного шума и его дискретных составляющих, а также методов управления такими струями (активных -при акустическом их возбуждении, пассивных - когда шум самой струи при экранировании используется для ее облучения). [c.10]

Ниже рассматриваются акустические методы управления аэродинамическими и акустическими характеристиками дозвуковых и сверхзвуковых неизобарических турбулентных струй. Обзоры методов управления такими струями и некоторых их практических приложений содержатся в работах [1.6,1.7,1.32,1.33,1.34,1.15,1.36], [c.42]

СВЕРХЗВУКОВЫЕ НЕИЗОБАРИЧЕСКИЕ ТУРБУЛЕНТНЫЕ СТРУИ. УПРАВЛЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИМИ И АКУСТИЧЕСКИМИ ХАРАКТЕРИСТИКАМИ [c.178]

Аэродинамические характеристики сверхзвуковых турбулентных струй [c.178]

В последнее время одно из направлений научной деятельности Г. Г. Черного связано с управлением аэродинамическими характеристиками тел путем подвода энергии к обтекающему их сверхзвуковому потоку. [c.12]

Введение. Теория обтекания тел потоком газа с большой сверхзвуковой скоростью является одной из наиболее новых областей газовой динамики. Значение этой теории состоит не только в выяснении особенностей течения газа при весьма больших сверхзвуковых скоростях и в создании методов расчета таких течений, но и в том, что, устанавливая асимптотическое поведение аэродинамических характеристик обтекаемых тел при М сю, она облегчает нахождение зависимости этих характеристик от числа М и при умеренных сверхзвуковых скоростях. [c.25]

Точное решение задачи об определении оптимальной формы тела, при обтекании которого потоком газа с большой сверхзвуковой скоростью полный тепловой поток будет минимальным, связано как с вычислительными, так и с принципиальными трудностями. Поэтому в настоящее время широко используется обратный метод, основанный на сравнении тепловых потоков для разных тел заданной формы [1, 2]. Результаты таких расчетов не могут заменить решение вариационной задачи. Поэтому представляется целесообразным рассмотреть вариационную задачу об определении формы тела с минимальным тепловым потоком, используя приближенную формулу Ньютона для нахождения газодинамических параметров на границе пограничного слоя. Такой подход использовался для нахождения формы тела минимального сопротивления в идеальном газе [3-5] и с учетом силы трения [6], а также для определения формы тонкого плоского профиля с минимальным тепловым потоком при заданных аэродинамических характеристиках [7]. [c.520]

Два крыла в виде тонких пластинок расположены в сверхзвуковых воздушных потоках k = jJ j = 1,4), имеющих числа Мс = 5 и М о = 20, под одинаковым углом атаки а = 0,1 рад. Определите аэродинамические характеристики этих крыльев. [c.175]

Вычислите аэродинамические характеристики симметричного ромбовидного профиля (с = 2 Ь = 20 рис. 7.7), обтекаемого под угом атаки а = 0,05 рад сверхзвуковым воздушным потоком с числами М , = 3 и 20. Отношение удельных теплоемкостей для воздуха =Ср/ск ==1,4- [c.175]

Подсчитайте аэродинамические характеристики несимметричного ромбовидного профиля (й = 8 Сд = 2 с = 1 рис. 7.9), обтекаемого сверхзвуковым воздушным потоком с числом Моо = 5 и отношением удельных тепломкостей k — pi v = 1,4 под нулевым углом атаки. [c.176]

При определении аэродинамических характеристик крыльев необходимо учитывать особенности их сверхзвукового обтекания, заключающиеся в том, что малые возмущения распространяются только по потоку и в пределах конуса возмущений (конуса Маха с полууглом при вершине ц = = ar sin ). [c.213]

Для определения аэродинамических. характеристик р, Хв, Ст-в) тонкого крыла произвольной формы в плане с симметричным профилем, обтекаемого маловозмущенным сверхзвуковым потоком при нулевом угле атаки (су = 0), применяют метод источников. В соответствии с этим методом при исследовании обтекания крыла его поверхность заменяется системой распределенных источников. Нахождение потенциала этих источников в произвольной точке поверхности крыла позволяет рассчитать распре.щление давления, если заданы форма крыла в плане вид профиля и число Маха набегающего потока. [c.214]

Больщая часть вопросов и задач этой главы относится к нестационарной аэродинамике тел вращения. При этом линеаризованные решения основаны на понятии нестационарных источников (стоков) и диполей. Приводится также информация, связанная с определением нестационарных аэродинамических характеристик тел вращения по аэродинамической теории тонких тел, а также по методу присоединенных масс. Ряд задач посвящен определению аэродинамических характеристик тел вращения произвольной толщины при их установивщемся вращении вокруг поперечной оси и поступательном движении с очень большой сверхзвуковой скоростью. [c.475]

Ряд вопросов и задач связан с определением эффектов интерференции между оперением и крылом как для дозвуковы.х, так и для сверхзвуковых скоростей с учетом влияния угла атаки и скачков уплотнения. В части этих вопросов и задач ппиве,дены эффективные способы аэродинамического расчета на основе метода обратимости потоков, позволяющего находить интерференционные характеристики обтекания аппаратов с отклоненными от нейтрального положения аэродинамическими рулями. [c.593]

Уменьшение числа ступеней вентиляторов и компрессоров дает наибольший эффект при увеличении степени повышения давления в одной ступени и сохранении КПД компрессора. Этого можно достичь применением более высоких по сравнению с современными окружных скоростей ротора при одновременном увеличении тангенциальных и осевых скоростей потока, что повысит подвод энергии к потоку в ступени. Основными препятствиями для увеличения нагрузки на ступень вентилятора или компрессора являются увеличенные гидравлические потери, которые снижают ее КПД. Эти потери возникают при повышенных значениях числа М потока по относительной скорости и несколько уменьшают запас газодинамической устойчивости. Для увеличения нагрузки на ступень необходимо совершенствование методов проектирования профилей лопаток, в частности применение полностью сверхзвуковых по высоте лопаток. Для снижения потерь в скачке уплотнения вместо применяемых сейчас лопаток с профилями, образованными дугами окружности, возможно использование более эффективных лопаток, спрофилированных с помощью других кривых на более благоприятное расположение скачков уплотнения. В последнее время за рубежом ведутся исследования по применению для лопаток компрессора так называемых суперкритических профилей , обладающих улучшенными аэродинамическими характеристиками. [c.216]

Высота потолка зависит от аэродинамической компоновки, веса самолета и характеристик двигателя (двигателей). Для сверхзвуковых самолетов обычно дают значения статического потолка для двух режимов работы двигателя Полный форсаж и Максиыал. Это вызвано тем, что при работе двигателя на полном форсаже расходы топлива велики и длительный полет на сверхзвуковом потолке или вблизи него, как правило, невозможен. При работе двигателя на бесфорсажном режиме статический потолок ниже, полет происходит с дозвуковой скоростью. На дозвуковом статическом потолке аэродинамическое качество самолета максимально (/(макс). [c.160]

Излагаются результаты экспериментального исследования управления аэродинамическими и акустическими характеристиками дозвуковых и сверхзвуковых турбулентных струй путем воздействия на них акустических возмущений различных интенсивности и частоты. Исследованы когерентные структуры в дозвуковых турбулентных струях и их восприимчивость к воздействию гармонических акустических возмущений. Исследованы гене-ращ1я и подавление турбулентности в дозвуковых струях при низкочастотном/высокочастотном акустическом возбуждении дозвуковых струй и, соответственно, увеличение/уменьшение широкополосного шума таких струй. Рассмотрены активные и пассивные методы управления характеристиками сверхзвуковых неизобарических струй. Анализируются методы математического моделирования дозвуковых турбулентных струй с точки зрения их способности описать влияние периодического возбуждения на интенсификацию/ослабление турбулентного смешения при низкочастотном/высокочастотном возбуждении. [c.2]

Колебания конструкции ЛА в полете вызывают изменение аэродинамического давления на колеблющейся поверхности, что в свою очередь сказывается на характере самих колебаний. Различают два вида аэродинамических сил зависящие от перемещений (так называемые силы аэродинамической жесткости) и силы, определяемые поперечными скоростями перемещений (силы аэродинамического демпфирования). Для малых перемещений принята линейная зависимость сил от местных углов атаки. Аэродинамические силы являются потенциальной причиной потери устойчивости. Величины коэффициентов аэродинамических сил зависят от формы перемещении колеблющейся поверхности, ее геометрии и скорости набегающего потока. В зависимости от режима полета применяют те или иные аэродинамические теории несжимаемого потока, дозвукового, трансзвукового, сверхзвукового и гиперзвукового. На практике используют методы расчета аэродинамических характеристик при определенных допущениях. Согласно гипотезе стационарности аэродинамические характеристики крыла, движущегося с переменной линейной и угловой скоростями, заменяются в каждый момент времени аэродинамическими характеристиками того же крыла, движущегося с постоянными линейной и угловой скоростями. Распрост-раиенной также является гипотеза плоских сечений, по которой предполагают, что любое сечение крыла конечного размаха обтекается так же, как сечение крыла бесконечного размаха. Для крыла достаточно большого удлинения обычно принимают, что хорды, перпендикулярные оси жесткости, при колебаниях не деформируются. Толщину и кривизну крыла (оперения) предполагают малыми (по сравнению с хордой). [c.484]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...